Техническая эксплуатация летательных аппаратов (стр. 12 )

\ где So], 5.*- основная и вспомогательная трудоемкость /-Й операции диаг-I ностирования, чел.-Ч.

Основная трудоемкость Sие характеризует затраты труда на непо-

ствительного значения с заданным™ регистрация и отображение ре­зультата измерения параметра).

Вспомогательная трудоемкость

^в/=^д, и, еж) 4" SjDM-tj,

где 5„ „ сд! - трудоемкость демонтажа-монтажа устройств, необходимых для выполнения /-Й операции диагностирования, чел.-ч; 8роля- трудоемкость ра­бот на изделии для обеспечения доступа к точкам KonrpoV и приведения изде­лия в исходное состояние после диагностирования, чел.-ч.

где JU - суммарная интенсивность отказов контролируемых составных частей изделия на принятом уровне деления; к0- суммарная интенсивность отказов изделия в целом (всех его частей) на принятом уровне деления.

Коэффициент унификации устройств сопряжения изделия со сред­ствами диагностирования

где Ny - число унифицированных устройств сопряжения; N0 - Общее число устройств сопряжения.

Коэффициент унификации контролируемых параметров

•Ту. п^Оу/Оо»

унифицированных параметров

общее число параметров, используемых при диагности-

где «у - число

диагностировании; 60 ровании.

изделия,

используемых при

Коэффициент использования специальных средств диагностирова-

ни

*..

1-

'I»

ос+оса

'

где Gcn, <?с - число, масса или объем специальных н серийных средств диаг­ностирования соответственно.

47

 

onei

Коэффициент

нию

ративной подготовки изделия к диагностирова-

S.

«д + S, '

"подг-~ ''

где S„ - средняя трудоемкость диагностирования изделия, чел.-ч; SB - сред­няя трудоемкость подготовки изделия к диагностированию, чел.-ч.

При оценке контролепригодности используются дифференцирован­ный и комплексный методы. При этом определяется уровень контроле­пригодности q - относительная характеристика контролепригодности, основанная на сравнении совокупности показателей контролепригод­ности оцениваемого изделия с соответствующей совокупностью базо­вых показателей принятого за эталон.

Дифференцированная оценка контролепригодности проводится с использованием выражения

где Ki значение н'-го показателя контролепригодности оцениваемого изделия; Ki0 — значение соответствующего базового показателя контролепригодности.

При комплексной оценке используется выражение

л

* = П (qt)ai>

н= 1

где п - число показателей контролепригодности, по совокупности которых определяется уровень контролепригодности; а% - коэффициент весомости i-гопоказателя контролепригодности.

4.3. АНАЛИЗ КОНТРОЛЕПРИГОДНОСТИ AT

В связи с развитием AT улучшаются летно-технические и конст­руктивно-эксплуатационные характеристики ЛА. Повышение техни­ческого уровня AT оказалось возможным благодаря разработке и реа­лизации на современных типах ЛА новых конструктивно-технологи­ческих принципов проектирования и конструктирования элементов, узлов, агрегатов и функциональных систем, обладающих высоким уров­нем контролепригодности. В настоящее время именно те виды AT, уро­вень контролепригодности которых в сочетании с заложенными в кон­струкцию свойствами безотказности обеспечивает безопасную и эконо­мическую эксплуатацию ЛА, переводятся на методы ТОиР по состоя­нию.

При создании ЛА конструкторы используют два основных принци­па решения проблемы повышения надежности и эффективности эксплу­атации: «безопасного ресурса» и «безопасной повреждаемости». И в том и в другом случае применительно к конструкции планера проектируе­мых в настоящее время ЛА его особенностью с позиций контролепри­годности является приспособенность к неразрушающим методам конт­роля и раннему выявлению трещин и коррозии.

48

, Анализ имевших место случаев разрушения и серьезных поврежде-

ний конструкции свидетельствует о том, что они могут быть легко пре­дотвращены, если обеспечивается необходимый доступ для контроля и осмотра элементов плейера. Так, например, конструкция английского самолета БАе-146 спроектирована с учетом выполнения эффективного осмотра и контроля. Принято, что длина обнаруживаемой трещины у I этого самолета составляет 10,2 см. Допускается, что трещины меньшей длины могут быть и не обнаружены. Вопросы обеспечения доступности для технического контроля конструкции решаются в начальной ста­дии проектирования ЛА. При этом учитывается, что неразрушающие методы контроля применяются тогда, когда визуальные технические осмотры неэффективны. Для зарубежного самолета А-300, например, около 5 % проверок силовых элементов конструкции требуют обяза­тельного применения методов неразрушающего контроля, а для 15 % они могут быть заменены обычным визуальным осмотром.

Принимая во внимание, что принцип «безопасной повреждаемости» распространяется и на функциональные системы ЛА, надежность ко­торых обеспечивается главным образом за счет резервирования изде­лий и систем в целом, тем не менее и они нуждаются в высоком уров­не контролепригодности.

Контроль технического состояния функциональных систем ЛА обес­печивается наличием штатных систем (приборов) индикации эксплуата­ционных параметров, систем раннего обнаружения неисправностей, аварийной сигнализации и автоматизированного контроля.

Штатные приборы контроля в форме различных видов носителей ин­формации (стрелочные, цифровые, световые и т. п.) выводятся на при­борные доски членов экипажа и обеспечивают контроль работоспособ­ности важнейших агрегатов и функциональных систем ЛА.

Системы раннего обнаружения и сигнализации неисправностей предназначены для выявления предотказового технического состояния агрегатов и систем ЛА. Их контролируемые параметры отражают по­степенно накапливающиеся изменения таких характеристик техни­ческого состояния, которые объективно свидетельствуют о возникнове­нии неисправности, переходящей в дальнейшем в отказ агрегата или системы в целом.

Системы аварийной сигнализации используют в качестве выходно­го сигнала: световую индикацию красного цвета на приборных досках и пультах членов экипажа; звуковую сигнализацию в виде прерывисто­го зуммера или записанных на магнитную ленту речевых команд. Дан­ные системы реагируют на такие изменения в работе основных систем ЛА, которые угрожают безопасности полета: помпаж двигателя, по­жар, падение давления топлива, отключение генераторов и др.

Бортовая автоматизированная система контроля (БАСК) объединя­ет все бортовые системы контроля и регистрирует весь комплекс пара­метров, контролируемых на борту ЛА. БАСК имеет в своем составе бор­товую ЭВМ. В составе каждой функциональной системы ЛА имеется логическое устройство, сравнивающее фактический выходной сигнал

49

от датчика данного контролируемого параметра с эталонным из блока памяти ЭВМ. При недопустимом рассогласовании этих сигналов на дисплее экипажа появляется информация о неисправности или отказе с I, необходимыми рекомендациями. БАСК самолетов Б-747 и ДС-10 обес­печивают поиск 95 % неисправных блоков.

Работоспособность основных электроцепей и агрегатов системы кондиционирования воздуха на отечественном самолете Як-42 проверя­ется с помощью бортовой системы автоматизированного контроля. j В различных системах управления ЛА находят применение микропро - ! цессоры. Они устанавливаются в системах управления полетом, авто - 1 матического управления тягой двигателей, управления расходом топ­лива, контроля и оптимизации режимов работы двигателей и др. На базе микропроцессоров разработана система регулирования парамет­ров в кабинах таких зарубежных самолетов, как Б-757 и Б-767 и др.

Совершенствование системы диагностирования ГТД в условиях экс­плуатации по состоянию связано в настоящее время с разработкой их j конструкции, обеспечивающей с помощью средств объективного конт­роля доступ к элементам, определяющим состояние двигателей, и раз­работкой систем автоматизированной обработки информации об изме - ! нении технического состояния ГТД. Конструкции современных ГТД позволяют обнаружить большинство повреждений на ранних стадиях их развития за счет возможности проведения контроля: состояния мас­ ( ла, уровня вибраций, значений термогазодинамических параметров, , целости деталей проточной части двигателя и силовых элементов. j

В табл. 4.1 приведены примеры обеспечения контролепригодности современных ГТД.

Примером конструктивного обеспечения контролепригодности мо­жет служить выполнение лючков на корпусах ГТД для визуального | контроля состояния его проточной части (рис. 4.2). Стрелками на нем показаны места введения эндоскопов и заштрихованы элементы конст­рукции ГТД, доступные для визуального контроля.

Таблица 4.1. Средства контроля авиационных двигателей

Элементы контролепригодности	АИ-25	Д-зо	Д-зокУ	2У'*"	«Spay-25»	JT-9	RB- 211
Число окон для осмотра:
компрессора низкого	3	4	3	3	1	2	3
давления
компрессора высо-	2	1	2	6	1	9	6
кого давления
камеры сгорания	-	12	2	4	-	8	9
турбины	—	2	—	2	-	2	5
Число датчиков вибра­ций Число магнитных пробок	2	1	2	2	-	2	2
1	1	-	4	5	4	6

50